Рис. 18. Характеристики маневренности самолета "И-5" на малой высоте

Рис. 19. Схема истребителя "И-153"

Расчет горизонтальных и вертикальных скоростей производился по графику полезных и потребных мощностей. При расчете потребных мощностей NпoтpQV/75 подъемная сила самолета определялась с учетом вертикальной составляющей тяги, при использовании геометрического построения на поляре, предложенного Н. Е. Жуковским (рис. 20).

На рис. 21 приведены горизонтальные скорости полета и время подъема на высоты. Как видно из графика, скороподъемность самолета очень высокая. Скорость отрыва при взлете равна около 35 м/сек при среднем значении силы тяги 850 кГ; среднее ускорение при разбеге jср3,8 м/сек2, время разбега -- 9 сек и длина разбега около 160 м.

Расчет характеристик маневренности на малой высоте производим таким же методом, как делали это для самолета "И-5" (рис. 22). На этом же графике нанесена характеристика перегрузки, допустимой по условию Cyдoп0,85Сумах, nу доп Cyдoп qS/G.

Рис. 20. Поляры самолета "И-153" без тяги и с тягой

Рис. 21. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-153"

Рис. 22. Характеристики маневренности самолета "И-153" на малой высоте

Затем, как мы это уже делали ранее, находим радиус виража и время совершения полного круга; эти расчеты производились для полетного веса 1700 кГ. Как видно из графика, максимальная перегрузка доходит до 3,6 и минимальное время виража составляет около 11 сек, т. е. почти такое же, как и у самолета "И-5".

У самолета "И-153", как это было и у самолета "И-15", верхнее крыло сделано по схеме "чайка", т. е. оно не проходит над фюзеляжем, как это было типично для бипланов, а выгибается и примыкает к фюзеляжу. Это сделано для улучшения обзора вперед, что очень важно для истребителя. Благодаря такой схеме образуется не только значительная боковая поверхность, но, сливаясь с фюзеляжем, эта поверхность придает крылу более высокое удлинение. Основные крылья, которые не дают боковой силы, экранируют боковые поверхности как шайбы и тоже увеличивают их удлинение.

В результате расчета было получено, что аэродинамическое качество в боковом направлении, т. е. соотношение коэффициента боковой силы Cz и коэффициента сопротивления Cх имеет величину 3,5-- 4,0. Градиент боковой силы меньше градиента подъемной силы примерно в пять раз. Эффективный размах боковых поверхностей благодаря экранирующему действию крыльев получился равным около 3 м и тогда максимальное значение боковой силы оказывается равным около 2000 кГ, т. е. больше веса самолета. Благодаря этому самолет "И-153" был способен летать по горизонтали с креном 90о, т. е. на боку. Подобный своеобразный вид полета выполнялся практически.

Самолет И-16

Как мы уже указывали, намерением конструктора Н. Н. Поликарпова было -совместить в самолете "И-16" скоростные и маневренные качества. Это ему удалось в основном осуществить. Схема самолета приведена на рис. 23, а основные характеристики даны в табл. 3. С тем же двигателем, что и у самолета "И-153", самолет "И-16" (модификации 1938 г.) имел почти тот же вес, но площадь крыльев у него была в полтора раза меньше, чем у самолета "И-153". Размах крыльев у обоих самолетов был одинаковым.

Таким образом, основное отличие самолета "И-16" от самолета "И-153" состояло в большей величине удельной нагрузки на крыло и меньшем значении приведенной вредной площади F0. Благодаря этим особенностям у самолета "И-16" оказалась более высокая максимальная скорость -- на 10%, но и более высокая минимальная скорость -- примерно на 20%.

Профилем крыла самолета "И-16" был профиль "Кларк-YH", который характерен несколько отогнутой вверх задней кромкой; на рис. 24 показан этот профиль в среднем сечении и поляра самолета.

Характеристику тяги можно взять из расчета самолета "И-153", поскольку двигатели у этих самолетов одинаковые. Значения силы тяги P75N/V приведены на рис. 25. Дальнейший расчет производим, исходя из значений подъемных сил, способ определения которых был уже изложен ранее, но этот расчет мы повторяем для ряда высот от 0 до 11 км (рис. 26).

Пользуясь этим графиком, мы можем определять характеристики маневра на любых скоростях и высотах при желаемых полетных весах. Исходя из веса 1750 кГ и задаваясь значениями перегрузок ny 1; 1,5; 2, 2,5 и 3, мы находим подъемные силы и скорости полета на различных высотах. По этим материалам строим график скоростей по высотам при указанных перегрузках (рис. 27), который дает области маневрирования и позволяет получить характеристики маневрирования при всех скоростях и высотах.

Рис 23 Схема истребителя "И-16"

Характеристики маневренности самолета приведены на рис. 28, причем вместо радиусов и времени виража даны значения угловой скорости при вираже wgnгор/V. На тот же график нанесены значения угловой скорости при вираже для самолета "И-153".

Рис. 24. Профиль крыла и поляра самолета "И-16"

Рис. 25. Характеристики тяги для самолета "И-16"

Рис. 26. Зависимости подъемной силы от высоты и скорости полета для самолета "И-16"

Рис. 27. График значений перегрузок в зависимости от высоты и скорости полета для самолета "И-16"

Левые части графиков соответствуют условиям ограничений при Су0,85Суmах. Как видно из графика, при скоростях, меньших 70 м/сек (250 км/час), самолет "И-153" имеет большое превосходство в угловой скорости, или, иначе говоря, при определенной скорости он имеет меньший радиус виража. При скоростях, превышающих 100 м/сек (360 км/час), преимущество в угловой скорости имеет самолет "И-16". Какой же самолет имеет преимущество в воздушном бою? Это зависит от опыта летчика; самолету "И-153" не следовало завязывать бой при большой скорости, а самолету "И-16" -- при малой. Преимущество у того, кто располагает инициативой, а она у того, у кого больше скорость.

Рис 28. Сравнительный график характеристик маневренности самолетов "И-16" и "И-153"

Рис. 29. График изменения максимальной подъемной силы с высотой для самолета "И-16"

Если самолет "И-153" предлагает маневрирование на низких скоростях, то самолет "И-16" может его не принять и удалиться с целью подготовки маневра для атаки, а самолет "И-153" лишен такой возможности.

Взлет самолета "И-16" характеризуется скоростью отрыва, равной 150 км/час, временем разбега 10 сек и длиной разбега около 210-220 м; начальная вертикальная скорость у него около 16 м/сек, угол подъема -- около 15о. На рис. 29 дан график изменения максимальной подъемной силы с высотой, построенный по данным, полученным из графика, приведенного на рис. 26; этот график дает зависимость потолка самолета от его полетного веса.

* *

На этом мы заканчиваем рассмотрение истории развития маневренных самолетов с поршневой винтомоторной группой. Мы полагаем, что изложенный материал представляет не только исторический, но и методический интерес. Опыт истории всегда служит и для общего развития специалистов, и для правильного понимания путей продвижения в новое.

Библиография

1. Вейгелин К. Е., Путь летчика Нестерова, Оборонгиз, 1939.

2. Вейгелин К. Е., Очерки по истории летного дела, Оборонгиз, 1940.

3. Виноградов Р. И., Минаев А. В., Самолеты СССР, Воениздат, 1961.

4. Воздухоплавание и авиация в России до 1907 г, Сборник документов и материалов, под редакцией В. А. Попова, Оборонгиз, 1956.

5. Делоне Н. Б., Устройство дешевого и легкого планера и способы летания на нем, Киев, 1910.

6. Жуковский Н. Е., Теоретические основы воздухоплавания, часть II, Полное собрание сочинений, Лекции, выпуск 2, НКОП СССР, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1939.

7. Журнал "Вестник воздушного флота", с 1918 г. и далее.

8. Журнал "Воздухоплаватель", 1910-- 1917 гг.

9. Крейсон П. М., Самолеты за 20 лет, ОНТИ, Госмашметиздат, 1934,

10. Моисеенко В. Л., Предельные размеры самолетов, Отдел военной литературы при РВСР, 1921.